基于路徑規劃的撓性航天器姿態(tài)自適應控制

首頁(yè) > 過(guò)刊瀏覽>2018年第26卷第2期 >72-72

基于路徑規劃的撓性航天器姿態(tài)自適應控制
DOI:
                        
                    
CSTR:
                        [cstr]
                    
作者:
                        
                        
                    
作者單位:南京理工大學(xué),南京理工大學(xué),,南京理工大學(xué),南京理工大學(xué)
作者簡(jiǎn)介:
通訊作者:
中圖分類(lèi)號:
基金項目:國家自然科學(xué)基金項目（面上項目，重點(diǎn)項目，重大項目）

Attitude Maneuver Control of Flexible Satellites Based on Path Planning

Author:

Affiliation:

School of Automation,Nanjing University of Science and Technology,Jiangsu Nanjing,School of Automation,Nanjing University of Science and Technology,Jiangsu Nanjing,School of Automation,Jinling Institute of Technology,Jiangsu Nanjing,School of Automation,Nanjing University of Science and Technology,Jiangsu Nanjing,School of Automation,Nanjing University of Science and Technology,Jiangsu Nanjing

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摘要

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摘要:

針對撓性航天器存在動(dòng)力學(xué)參數不確定性以及三軸非線(xiàn)性強耦合的特點(diǎn)，提出了一種基于余弦函數路徑規劃的姿態(tài)自適應控制方法。首先，分析撓性航天器動(dòng)力學(xué)模型，給出了其姿態(tài)控制系統的總體結構；然后，為有效抑制撓性附件振動(dòng)對控制性能的影響，設計了一種余弦角加速度姿態(tài)路徑規劃方法對指令信號進(jìn)行柔化，以減少指令信號中的高頻成分；最后，將柔化指令信號作為控制系統的期望輸入信號，并采用基于多輸入多輸出特征建模理論，設計了姿態(tài)自適應跟蹤控制器。通過(guò)MATLAB/Simulink仿真，驗證了所提姿態(tài)控制策略的有效性。

Abstract:

參考文獻

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引證文獻

引用本文

蘆夢(mèng)蘭,吳益飛,周端,周夢(mèng)蘭,許鳴吉.基于路徑規劃的撓性航天器姿態(tài)自適應控制計算機測量與控制[J].,2018,26(2):72.

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歷史

收稿日期:2017-07-04
最后修改日期:2017-08-01
錄用日期:2017-08-02
在線(xiàn)發(fā)布日期: 2018-03-07
出版日期: 2018-02-25

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